1、小攻角下翼型分離流結構的數值研究引言       翼型繞流分離作為繞流中常見的問題之一，一直受到了廣大學者的關注，像換熱器中的擾流子、船用舵、螺旋槳的槳葉，風力機的葉片等均為翼型流動問題。本文采用數值模擬的方法給出了翼型在-4°20°小攻角范圍下的靜壓分布、速度分布、升力及阻力系數曲線，總結了翼型分離流動結構隨攻角的變化特征，為風力機翼型的氣動特性研究提供了理論基礎。1.控制方程湍流流動控制方程在任意曲線坐標系中可寫成無量綱矢量形式     其中，對應于連續方程、動量方程、能量方程、低

2、雷諾數雙方程湍流模型共六個方程， 為坐標變換Jacobian行列式。Fi為對流通矢量， 為粘性矢量， 為源項， 是雷諾數。本文假定流場定常，翼型周圍工質氣體不可壓縮，模型計算時，湍流模型采用 低雷諾數雙方程湍流模型，之所以選擇此模型是因為 模型有著計算量更少，邊界條件容易處理，又能適應粗糙的初始湍流流場等優點，計算翼型S809時也采用了該湍流模型,以上控制方程中考慮了可壓縮湍流的影響。2.網格生成與離散求解格式     計算域的邊界包括翼型固壁、速度入口、自由出流出口、Interior以及固壁邊界。計算域的外邊界長度分別是翼型表面弦長和最大厚度的10倍距

3、離。所采用的邊界條件為:固壁表面采用無滑移條件、進口、出口和Interior面由特征相容條件所確定、計算邊界由插值確定。     計算區域離散為非結構網格，計算區域整體為類O形網格。網格數為95202 ,翼型上、下表面均為196點，第一條網格線距翼型表面最近距離為弦長的104倍。計算過程中，采用了區域加密的方法，對翼型周圍流場網格進一步加密。不同的來流攻角采用不同網格，以保證來流方向不變。 圖1 NACA4415翼型 攻角時局部網格     計算基于RANS方法，采用二維穩態分離解法的隱式解法，空間離散格

4、式采用二階迎風格式，壓力速度耦合采用SIMPLE解法。3.計算結果與分析3.1升力系數、阻力系數及分離流場     對NACA4415翼型在小攻角-4°20°范圍下的分離流動結構進行了數值模擬，取來流速度和翼型弦長為特征量,遠前方來流馬赫數和雷諾數分別為Ma=0.024和Re=2.86×104。圖2為NACA4415翼型攻角-4°20°的之間升力和阻力系數計算值。            

5、                攻角 /(°)               圖2 在小攻角范圍下NACA4415翼型               &#

6、160;    升力系數和阻力系數 曲線圖3顯示了攻角分別為-4°、-6°、14°和16°時的分離流場。在定常計算過程中，計算表明,當攻角小于14°時,翼型繞流為附著流，繞流流場只發生局部分離；當攻角大于14°時,在翼型背風面尾緣附近出現明顯的分離流結構,繞流流場發生大尺度分離升力系數下降；而14°正好是該翼型的失速攻角。以后隨攻角的繼續增大,分離點逐漸向翼型前緣推進, 分離區不斷增大,升力系數在16°攻角以后緩慢上升。分離區內主要由旋轉方向不同的渦體組成,并隨攻角的增加,渦核的強度不

7、斷增大,且渦核逐漸離開背風面擠壓主流場。分析得到的結論與文獻7給出的分析結果是相似的。（a）攻角-4°時翼型周圍速度矢量圖（b）攻角0°時翼型周圍速度矢量圖（c）攻角6°時翼型周圍速度矢量圖（d）攻角14°時翼型周圍速度矢量圖（e）攻角16°時翼型周圍速度矢量圖    圖3不同攻角下NACA4415翼型繞流時均速度矢量場（a）攻角-4°時翼型表面壓力分布（b）攻角6°時翼型表面壓力分布（c）攻角14°時翼型表面壓力分布（d）攻角16°時翼型表面壓力分布注：圖中y代表翼型的上表面y代表翼型的下表面     圖4在不同攻角下NACA4415翼型物面上時均壓力分布（a）攻角-4°時計算區域壓力等值線圖（b）攻角6°時計算區域壓力等值線圖（c）攻角14°時計算區域壓力等值線圖（d）攻角16°時計算區域壓力等值線圖圖5 不同攻角下NACA4415翼型繞流時均等壓力線分布4.結論     本文利用FLUENT商用計算流體軟件對不同攻角下NACA4415翼型的分離流動結構進行了數值模擬,成功地給出了翼型在不同攻角下的靜壓分布、速度分布、升力及阻力